(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
方向舵ラダーペダル入力データを操舵制御装置に受信することと、
機体速度データを前記操舵制御装置に受信することと、
機体速度全域とペダルストローク全域に亘り正数となる通常利得を計算することと、
駐機速度範囲及び地上走行速度範囲では正数となる駐機利得を計算することと、
前記通常利得及び前記駐機利得を足して目標操舵角を決定すること、とを含み、
前記通常利得は利得Ｋと利得Ａの乗算によって計算され、前記駐機利得は利得Ｃと利得Ｂの乗算によって計算され、前記利得Ｋ及び前記利得Ｃは前記方向舵ラダーペダル入力データに応じて計算され、前記利得Ａ及び前記利得Ｂは前記機体速度データに応じて計算される
ことを特徴とする、航空機の前脚の目標操舵角を決定する方法。
【請求項２】
請求項1に記載の方法において、前記前脚の最大操舵角は、前記駐機速度範囲内では最大値のまま一定であり、最大駐機速度から臨界速度までは連続的に減少し、ここで、臨界速度とは最大操舵角でも機体が倒れない最大速度である
ことを特徴とする方法。
【請求項３】
請求項２に記載の方法において、前記臨界速度では前記最大操舵角がゼロとなる
ことを特徴とする方法。
【請求項４】
請求項1に記載の方法において、離陸速度範囲では前記目標操舵角が前記方向舵ラダーペダル入力データに正比例する
ことを特徴とする方法。
【請求項５】
請求項４に記載の方法において、前記離陸速度範囲では、前記機体速度が増すにつれて前記目標操舵角と前記方向舵ラダーペダル入力データの関係を示す線の傾きが減少する
ことを特徴とする方法。
【請求項６】
請求項１に記載の方法において、前記駐機速度範囲及び前記地上走行速度範囲では、前記目標操舵角は、地上走行ペダル範囲の前記方向舵ラダーペダル入力データに正比例する
ことを特徴とする方法。
【請求項７】
請求項６に記載の方法において、前記目標操舵角は、前記地上走行ペダル範囲を超えるペダル入力に対しては前記方向舵ラダーペダル入力データに応じて指数関数的に増加する
ことを特徴とする方法。
【請求項８】
請求項７に記載の方法において、前記目標操舵角は、前記地上走行ペダル範囲を超えるペダル入力に対しては前記航空機の速度に応じて徐々に減少する
ことを特徴とする方法。
【請求項９】
航空機の方向舵ラダーペダルの入力ストローク割合に相当する方向舵ラダーペダル入力データを操舵制御装置に受信することと、
機体速度データを前記操舵制御装置に受信することと、
受信した前記方向舵ラダーペダル入力データを基に利得Ｋを計算することと、
受信した前記機体速度データを基に利得Ａを計算することと、
受信した前記方向舵ラダーペダル入力データを基に利得Ｃを計算することと、
受信した前記機体速度データを基に利得Ｂを計算することと、
前記利得Ｋと前記利得Ａの積である通常利得と、前記利得Ｃと前記利得Ｂの積である駐機利得との総和である、前脚の目標操舵角を決定すること、とを含む
ことを特徴とする、航空機の前脚の目標操舵角を決定する方法。
【請求項１０】
請求項９に記載の方法において、前記利得Ｋは、前記航空機の前記方向舵ラダーペダル入力データに対してリニアな関係にある
ことを特徴とする方法。
【請求項１１】
請求項９に記載の方法において、前記受信した機体速度データが最大地上走行速度より大きい場合には前記利得Ａは前記受信した機体速度データに対して指数関数的な関係にあり、前記受信した機体速度データが最大地上走行速度未満の場合には前記利得Ａが一定である
ことを特徴とする方法。
【請求項１２】
請求項９に記載の方法において、駐機速度範囲では前記利得Ｂは一定であり、地上走行速度範囲では前記利得Ｂは前記受信した機体速度データに対して指数関数的な関係にあり、離陸速度範囲では前記利得Ｂがゼロである
ことを特徴とする方法。
【請求項１３】
請求項９に記載の方法において、地上走行ペダル範囲では前記利得Ｃはゼロであり、前記方向舵ラダーペダル入力データが地上走行ペダル範囲の最大ストロークを超える場合には前記方向舵ラダーペダル入力データに対して指数関数的な関係にある
ことを特徴とする方法。
【請求項１４】
機体速度全域とペダルストローク全域に亘り正数となる通常利得の計算を行なう通常利得計算モジュールと、
駐機速度範囲及び地上走行速度範囲では正数となる駐機利得の計算を行なう駐機利得計算モジュールと、
目標操舵角を決定するために前記通常利得と前記駐機利得を足す目標操舵計算モジュールと、を備え、
前記通常利得は利得Ｋと利得Ａの乗算によって計算され、前記駐機利得は利得Ｃと利得Ｂの乗算によって計算され、前記利得Ｋ及び前記利得Ｃは方向舵ラダーペダル入力データに応じて計算され、前記利得Ａ及び前記利得Ｂは機体速度データに応じて計算される
ことを特徴とする、航空機の前輪操舵システムのための操舵制御装置（ＳＣＵ）。
【発明の詳細な説明】
【背景技術】
【０００１】
航空機は、地上では駐機が容易にできるように大きな操舵角を備えることが望ましい。離陸直前のような高速の状況では、前輪の操舵角を小さく抑える必要がある。
【０００２】
ビジネスジェットは、ステアバイワイヤ・システムの前輪操舵システムを採用している。ステアバイワイヤ・システムを用いた航空機は方向舵ラダーペダルのストロークで前輪舵角を調整することができる。既知のステアバイワイヤ・システムの一つは、同じペダルストロークで各々異なる操舵角を持つ簡易二段階操舵モードを備えている。
【発明の概要】
【０００３】
航空機前脚の目標操舵角を決定する方法として、操舵制御装置に方向舵ラダーペダル入力データを受信することと、前記操舵制御装置に機体速度データを受信することと、通常利得を計算することと、駐機利得を計算することと、前記通常利得と前記駐機利得を足して目標操舵角を決定することと、が含まれる。前記通常利得は、機体速度及びペダルのストロークの全域で正数となる。前記駐機利得は、駐機時及び地上走行中の速度範囲で正数となる。前記通常利得は利得Ｋと利得Ａの乗算によって計算され、前記駐機利得は利得Ｃと利得Ｂの乗算によって計算され、前記利得Ｋ及び前記利得Ｃは前記方向舵ラダーペダル入力データに応じて計算され、前記利得Ａ及び前記利得Ｂは前記機体速度データに応じて計算される。
【０００４】
航空機前脚の目標操舵角を決定する方法として、操舵制御装置に方向舵ラダーペダル入力データを受信することと、操舵制御装置に機体速度データを受信することと、利得Ｋを計算することと、利得Ａを計算することと、利得Ｃを計算することと、利得Ｂを計算することと、前脚の目標操舵角を決定することと、が含まれる。前記目標操舵角は通常利得と駐機利得の総和である。前記受信した方向舵ラダーペダル入力データは、航空機の方向舵ラダーペダルの入力ストロークの割合に対応する。利得Ｋと利得Ｃは前記受信した方向舵ラダーペダル入力データを基とする。利得Ａと利得Ｂは前記受信した機体速度データを基とする。前記通常利得は前記利得Ｋと前記利得Ａとの積であり、前記駐機利得は前記利得Ｃと前記利得Ｂとの積である。
【０００５】
航空機の前輪操舵システム用操舵制御装置（ＳＣＵ）は、通常利得計算モジュールと、駐機利得計算モジュールと、目標操舵計算モジュールとを含む。通常利得計算モジュールは、機体速度及びペダルのストロークの全域で正量となる通常利得を算出する。駐機利得計算モジュールは、駐機時及び地上走行中の速度範囲で正数となる駐機利得を算出する。目標操舵計算モジュールは、通常利得及び駐機利得を足し合わて目標操舵角を決定する。
【図面の簡単な説明】
【０００６】
【図１Ａ】は、航空機の前輪操舵用油圧電気システムの概略図（その１）である。
【図１Ｂ】は、航空機の前輪操舵用油圧電気システムの概略図（その２）である
【図２】は、航空機前脚の最大操舵角を決定するための方法で用いられる利得制御アルゴリズムの概略を示したものである。
【図３】は、方向舵ラダーペダル入力と操舵角の特性を異なる機体速度ごとに概略的に示したもの（その１）である。
【図４】は、方向舵ラダーペダル入力と操舵角の特性を異なる機体速度ごとに概略的に示したもの（その２）である。
【図５】は、方向舵ラダーペダル入力と操舵角の特性を異なる機体速度ごとに概略的に示したもの（その３）である。
【図６】は、方向舵ラダーペダル入力と操舵角の特性を異なる機体速度ごとに概略的に示したもの（その４）である。
【図７】は、最大操舵角と機体速度との関係を示したものである。
【図８】は、利得制御モジュールの特性を判りやすく示した分布図（その１）である。
【図９】は、利得制御モジュールの特性を判りやすく示した分布図（その２）である。
【図１０】は、機体速度、ペダルストロークと操舵角の関係を示す図である。
【０００７】
本明細書の説明及び図面は単なる例示であり、添付の特許請求の範囲から逸脱することなく、図面に開示された構造と手順に対して種々の変形及び変更を行うことができる。本明細書中に開示された様々な特定構成要素は、専門用語に過ぎず、製造業者ごとに異なる可能性がある。用語は、本開示を制限するものとみなされるべきではない。図面は、いくつかの例示的な実施形態を説明する目的で示したものであり、添付の特許請求の範囲を制限する目的ではない。参照方向や参照位置はすべて、特に断らない限り、図面に示された構成要素の配置を参照したものであり、添付の特許請求の範囲を限定するものとして解釈されるべきではない。
【０００８】
図１Ａ、１Ｂを参照すれば、前輪操舵システム（ＮＷＳＳ）１０は、左方方向舵ラダーペダル１２と右方方向舵ラダーペダル１４からなる操縦士用方向舵ラダーペダルと、左方方向舵ラダーペダル１６と右方方向舵ラダーペダル１８からなる副操縦士用方向舵ラダーペダルとを一般的に備えている。 ＮＷＳＳ１０はまた前脚２２を備え、ＮＷＳＳ１０は、方向舵ラダーペダルの操作に応じて、前脚の方向を制御する。図示したＮＷＳＳ１０は、電気的に制御し油圧で作動するステアバイワイヤ・システムである。操舵角出力、すなわち、前脚の方向は、機体速度と方向舵ラダーペダル入力の関数である。
【０００９】
ＮＷＳＳ１０は、操舵制御装置２４（ＳＣＵ）と、操舵制御弁・アクチュエータアセンブリ（ＳＣＶＡ）２６と、左方ＸＤＣＥＲ２８及び右方ＸＤＣＥＲ３２からなるペダルストローク変換器（ＸＤＣＥＲ）とを含む。方向舵ラダーペダル１２、１４、１６、１８は、連結器３４によって機械的にそれぞれＸＤＣＥＲ２８，３２と連結している。ＳＣＵ２４は、各ＸＤＣＥＲ２８，３２を介して操舵ペダル１２、１４、１６、１８と通信可能となっている。ＳＣＵ２４は機体の主脚（ＭＬＧ）（図示せず）とも、ＳＣＵ２４に主脚の車輪速度を提供可能なアンチスキッド制御システム３６を介して通信可能となっている。ＳＣＵ２４はまた、航空機アビオニクスシステム３８とも通信可能となっている。航空機アビオニクスシステム３８に、航空機のコックピットでＮＷＳＳ１０の障害表示を示すメッセージを提供可能な注意警報システム（ＣＡＳ）を含めてもよい。航空機アビオニクスシステム３８は、機体調整機能を有してもよいし、また機体対地速度を示す機体対地速度データを受信するための入力装置を備えてもよい。
【００１０】
ＳＣＵ２４は、前脚２２の構成要素である前輪４０の方向を制御するＳＣＶＡ２６とも通信可能となっている。ＳＣＶＡ２６は、二位式遮断弁４２と、二位式右方操舵制御弁４４と、二位式左方操舵制御弁４６とを備えている。図示した実施形態では、遮断弁４２と制御弁４４、４６は、第１動作位置に向けて付勢されているソレノイド式弁である。ＳＣＵ２４は、弁の動作位置を制御するため各弁に信号を送る。
【００１１】
遮断弁４２が第1動作位置４２ａにあると、例えば油圧ポンプ（図示せず）のような圧力源と蓄圧タンク４８からの作動流体は遮断され、遮断弁を通って流れることができない。ＳＣＵ２４からの信号を受信すると、遮断弁４２は、第２の動作位置４２ｂに移行可能となる。第２の動作位置４２ｂでは、加圧された流体が、圧力源から流量制限器５０と遮断弁４２を介し、共に遮断弁４２の下流に配置されている右方操舵制御弁４４と左方操舵制御弁４６に向かって流れる。流量制限器５０は前脚２２の操舵速度を制御する。
【００１２】
右方操舵制御弁４４は、第１動作位置４４ａと第２動作位置４４ｂのいずれかの位置となり動作する。第1動作位置４４ａに於いては、圧力源からの加圧流体は遮断され、右方操舵制御弁４４を通って流れることができない。第２動作位置４４ｂにあるときは、圧力源からの加圧流体が、右方操舵制御弁４４を通り油圧シリンダ５２に向かって流れることができる。ピストン棒５４は、シリンダ５２を通って延在し、ピストン５６は、ピストン棒５４と接続し、シリンダ５２内に位置する。第２動作位置４４ｂにあるときは、流体が圧力源から右方操舵制御弁４４を通り、ピストン５６の右側の油圧シリンダ５２内に流れ（図１Ｂに示す向きによる）、ピストン棒５４が前輪４０を左に回すよう移動する。第１動作位置４４ａにあるときは、流体が、ピストン５６の右側のシリンダ５２から右方操舵制御弁４４と流量制限器５８を通り、左方逆止弁６０を通って油圧シリンダ５２内のピストン５６の左方へ流れる。アクチュエータ（シリンダ）５２は、異常振動緩衝器としても機能する。第１動作位置４４ａに於いて、アクチュエータ５２は、流量制限器５８を介して右方向に移動自在である。この動きにより、前輪の異常振動を防ぐことが可能となっている。
【００１３】
左方操舵制御弁４６は、第１動作位置４６ａと第２動作位置４６ｂのいずれかの位置となり動作する。第1動作位置４６ａにあるときは、圧力源からの加圧流体は遮断され、左方操舵制御弁４６を通って流れることができない。第２動作位置４６ｂにあるときは、圧力源からの加圧流体が、左方操舵制御弁４６を通り油圧シリンダ５２に向かって流れることができる。第２動作位置４６ｂにあるときは、流体が圧力源から左方操舵制御弁４６を通り、ピストン５６の左側の油圧シリンダ５２内に流れ、ピストン棒５４が前輪４０を右に回すよう移動する。第１動作位置４６ａにあるときは、流体が、ピストン５６の左側のシリンダ５２から左方操舵制御弁４６と流量制限器６２を通り、右方逆止弁６４を通って油圧シリンダ５２内のピストン５６の右側へ流れる。第１動作位置４６ａにあるとき、アクチュエータ５２は、流量制限器６２を介して左方向に移動自在である。この動きにより、前輪の異常振動を防ぐことが可能となっている。
【００１４】
ピストン棒５４は、前脚２２と機械的に接続されて、前輪４０の方向制御を行なう。ピストン棒５４の位置は、ＳＣＵ２４と通信可能な操舵位置センサ６６によって監視可能となっている。前輪４０の方向は、ピストン棒５４の位置に基づくものとすることができる。重量センサ６８を前脚２２に設け、車輪に載った前脚の重量（ＷＯＷ）を検知することができる。重量センサ６８もまた、ＳＣＵ２４と通信可能となっている。
【００１５】
ＳＣＵ２４は、前輪４０の操舵角を決定する。図２を参照しながら説明すると、前輪４０の操舵角は、通常利得計算モジュール７０と駐機利得計算モジュール７２とで実行される計算を基とする。各利得計算モジュール７０、７２は、それぞれの方向舵ラダーペダル、例えば方向舵ラダーペダル１２、１４、１６、１８のペダルストロークの入力割合に基づくペダルストローク入力データを受信する。
【００１６】
図１Ａを参照すると、左方ＸＤＣＥＲ２８及び右方ＸＤＣＥＲ３２はＳＣＵ２４に電気的に接続されている。図２に示されている例を参照すると、これらのＸＤＣＥＲから受信したデータは、それぞれ、アナログ・デジタル変換器７４、７６で処理される。デジタル形式となったデータを蓄積することによって故障発生状況をモニタすることができ、各々の利得計算モジュールでさらに処理する前に平均値を取る。モジュール７０，７２は、ＸＤＣＥＲ２８、３２からのデータのいずれかのみを受信するとしてもよい。開示した実施形態では、モジュール７０、７２はＸＤＣＥＲ２８、３２からのデータの冗長性を確保するため、平均値データ（算術平均）を受信するものとしている。各利得計算モジュール７０、７２はまた、主脚車輪速度と機体の対地速度を基とする機体速度データを受信する。主脚車輪速度は、ＳＣＵ２４がアンチスキッド制御システム３６（図１Ａ）から受信する。アンチスキッド制御システム３６は、主脚車輪の車輪速度センサを備えている。また、機体の対地速度データは、ＳＣＵ２４が機体のアビオニクスシステム３８（図１Ａ）から受信する。図２で見るように、機体速度（図２では基準速度）としては、主脚車輪速度または機体の対地速度のいずれか速い方が採用される。例示した実施形態に於いては、高速になるほど目標操舵角はより制限されるようになっている。つまり、モジュール７０、７２は、機体が倒れるのを確実に防止または抑制できるように、より高速のデータを採用する。
【００１７】
通常利得計算モジュール７０は、ペダルストロークの入力データを基に利得Ｋを決めている。通常利得計算モジュール７０はまた、機体速度を基に利得Ａを決めている。この例では、機体速度は主脚車輪速度データ及び機体の対地速度データの少なくとも一方を基としている。駐機利得演算モジュール７２は、ペダルストロークの入力データを基として利得Ｃを決めている。駐機利得計算モジュール７２はまた、機体速度を基として利得Ｂを決めている。ＮＷＳＳ１０（図１Ａ及び１Ｂ）は、速度とペダルストロークが異なる場合の操舵感度を制御するため、図２に示した利得制御アルゴリズムを採用している。目標操舵計算モジュール７８は、通常利得と駐機利得とを足して目標操舵角を決定する。前脚２２の目標操舵角を決定する方法については、以下に詳細に説明する。
【００１８】
前脚２２の操舵角を決定する方法では、ＸＤＣＥＲ２８，３２を介して操舵制御装置２４にペダルストロークデータを受信することを含むものである。ペダルストロークデータは、機体の方向舵ラダーペダル、例えば方向舵ラダーペダル１２、１４、１６、１８、の入力ストロークの割合に応じたものである。このデータは、アナログ・デジタル変換器７４、７６でそれぞれ処理すればよい。
【００１９】
前脚２２の操舵角を決定する方法として、さらに、操舵制御装置２４（図１Ａ）が機体速度データを受信するようにしてもよい。前述したように、機体速度データを受信する際に、主脚の車輪速度に対応する主脚車輪速度、及び機体の対地速度を受信するようにしてもよい。前述したように、利得Ａの計算と利得Ｂの計算は、主脚速度と機体の対地速度のいずれか速い方を基にして行なえばよい。
【００２０】
ステア・バイ・ワイヤ前輪操舵システムを備える航空機を用いた実験によって、機体が駐機するとき、機体速度は通常０〜１０ノット（駐機速度範囲）であることが判った。また、機体が地上走行しているとき、機体速度は通常１０〜３０ノット（地上走行速度範囲）であることも判った。また、離陸時の機体速度は通常３０ノット以上（離陸速度範囲）であった。機体が地上走行しているときは、最大ペダル入力の０〜４０％が通常使用されていることが判った（地上走行ペダル範囲）。したがって、利得計算モジュール７０、７２は、機体速度に応じて利得Ｋ，Ａ，Ｃ，Ｂを変える。このようにして、航空機の操縦士はどのような状況下でも最適な操舵角を得られる。この実施形態に於いて、臨界値としての１０ノット、３０ノット、１００ノット、及び４０％は単なる例にすぎない。これらの値は、いかなる速度であっても機体が倒れないように、機体の重量と大きさ、機体の重心位置、速度を離陸、着陸装置の取り付け場所、離陸送度、操舵システムの機械的特性などに応じて決定される。したがって、前述の臨界値は、機種ごとに決定される。以下により詳細に説明するが、利得Ｋ，Ａ，Ｃ，Ｂの数式は、図３〜７のグラフ効果が具体的に判るよう決めてある。よって、後述の数式は、異なる駐機速度、地上走行速度、離陸速度、及び方向舵ラダーペダル入力を基にしても図３〜７のグラフ効果が具体的に判るように変更できる。
【００２１】
引き続き図２を参照すると、目標操舵角は、通常操舵角の値（通常利得）及び駐機時追加操舵角の値（駐機利得）により決まる。通常利得計算モジュール７０は通常操舵角を出力し、駐機利得計算モジュール７２は駐機時追加操舵角を出力する。また、前脚２２の目標操舵角を決定する方法として、受信したペダルストロークデータに基づいて利得Ｋを計算することも含まれる。入力ペダルストロークと利得Ｋとの関係は次式で定義される。
ｙ（ｘ）＝０．１＊ｘ
ここで、「ｘ」はペダルストロークの割合を無次元単位で表したものであり、ｘ＝１００％はｘ＝１００と定義し、「ｙ」は利得Ｋを度/パーセント単位で表したものである。図２で判るように、利得Ｋは、機体の方向舵ラダーペダル、例えば方向舵ラダーペダル１２、１４、１６、１８の入力ストロークに対してリニアな関係であるか正比例している。
【００２２】
前脚２２の通常操舵角を決定する方法として、利得Ａを計算してもよい。機体速度と利得Ａの関係は、次式で定義することができる。
ｉｆ  ｘ＜＝３０，ｔｈｅｎ  ｙ（ｘ）＝１
ｉｆ  ３０＜ｘ＜１００，ｔｈｅｎ  ｙ（ｘ）＝ａ＊ｘ３＋ｂ＊ｘ２＋
ｃ＊ｘ＋ｄ
ａ＝０
ｂ＝２．０４０８Ｅ−０４
ｃ＝−４．０８１６Ｅ−０２
ｄ＝２．０４０８Ｅ＋００
ｉｆ  １００＜＝ｘ，ｔｈｅｎ  ｙ（ｘ）＝０
ここで、「ｘ」は機体速度をノット単位で表したものであり、「ｙ」は利得Ａを無次元単位で表したものである。
【００２３】
ＳＣＵ２４は、入力ストローク指令を１００％図２に示した範囲内に納めつつ、機体速度に応じた「利得Ａ」指令を備えている。上記の式から判るように、利得Ａは、この例では最大地上速度となる３０ノットより高速の機体速度に対する機体速度とは指数関数的な関係にある。利得Ａは、３０ノット未満の機体速度では一定値であり、より具体的には３０ノット未満の機体速度では利得Ａは1に等しくなる。利得Ａは、１００ノットを超える機体速度でもやはり一定値となる、より具体的には、この例では臨界速度または最大操舵角でも機体が倒れない最大速度とした１００ノットを超えると０に等しくなる。
【００２４】
前脚２２の目標操舵角を決定する方法として、さらに、受信したペダルストロークデータを基として利得Ｃを計算するようにしてもよい。入力ペダルストロークと利得Ｃの関係は次の式で定義することができる。
ｉｆ  ｘ＜＝４０％，ｔｈｅｎ  ｙ（ｘ）＝０
ｉｆ  ４０％＜ｘ＜１００％，ｔｈｅｎ  ｙ（ｘ）＝ａ＊ｘ３＋ｂ＊ｘ２
＋ｃ＊ｘ＋ｄ
ｉｆ  １００％＜ｘ，ｔｈｅｎ  ｙ（ｘ）＝ａ＊１００３＋ｂ＊１００２
＋ｃ＊１００＋ｄ
ａ＝１．６６６７Ｅ−０４
ｂ＝−１．６１１１Ｅ−０２
ｃ＝４．８８８９Ｅ−０１
ｄ＝−４．４４４４Ｅ＋００
ここで、「ｘ」はペダルストロークの割合を無次元単位で表したもので、ｘ＝１００％はｘ＝１００と定義し、「ｙ」は利得Ｃを度/パーセント単位で表したものである。
【００２５】
入力ストローク（パーセンテージ）と利得Ｃとの関係は図２のグラフに示されている。入力ストロークが４０％を超えると、利得Ｃは、方向舵ラダーペダルの入力ストロークに対して指数関数的な関係となる。利得Ｃは、入力ストロークが４０％未満では一定値であってもよい。より具体的には、利得Ｃは入力ストロークが４０％未満では０と等しくてもよい。
【００２６】
前脚２２の目標操舵角を決定する方法として、さらに、機体速度を基として利得Ｂを計算するようにしてもよい。機体速度と利得Ｂとの関係は次の式で定義できる。
ｉｆ  ｘ＜＝１０，ｔｈｅｎ  ｙ（ｘ）＝１
ｉｆ  １０＜ｘ＜３０，ｔｈｅｎ  ｙ（ｘ）＝ａ＊ｘ３＋ｂ＊ｘ２
＋ｃ＊ｘ＋ｄ
ａ＝０
ｂ＝２．３５７１Ｅ−０３
ｃ＝−１．４４２８Ｅ−０１
ｄ＝２．２０７１Ｅ＋００
ｉｆ  ３０＜＝ｘ，ｔｈｅｎ  ｙ（ｘ）＝０
ここで、「ｘ」は機体速度をノットの単位で表したものであり、「ｙ」は利得Ｂを無次元単位で表したものである。この例示方法では、利得Ｂは、１０ノットを超える機体速度では、機体速度と指数関数的な関係となる。利得Ｂはまた、３０ノット未満の機体速度で機体速度と指数関数的な関係となる。利得Ｂは、この例では最大駐機速度となる１０ノット未満の機体速度では一定値であってもよい。より具体的には、利得Ｂは１０ノット未満の機体速度では1に等しくともよい。利得Ｂは、３０ノットを超える機体速度では一定値であってもよい。より具体的には、利得Ｂは３０ノットを超える機体速度ではゼロに等しくともよい。前脚２２の目標操舵角は、通常操舵角及び駐機時追加操舵角によって決まる。通常利得計算モジュール７０は通常操舵角を出力し、駐機利得計算モジュール７２は駐機時追加操舵角を出力する。通常操舵角は、図２に示すように、利得Ｋ及び利得Ａとの積である。駐機利得計算モジュール７２は、３０〜１００ノットの速度に於ける追加操舵角としてゼロを出力する。よって、通常操舵角は、図２に示すように、利得Ｋ（リニア）と利得Ａ（曲線）の積であるから、図５に示すように、ペダル入力ストロークが０〜１００％で速度３０〜１００ノットに於いては、操舵角とはリニアな関係となる。
【００２７】
図２を再び見ると、目標操舵角は、通常操舵角と駐機時追加操舵角との総和である。２つの積の総和結果は、図３、４に示すように、ペダルストローク４０〜１００％で速度０〜３０ノットに於いては、第三次多項式のような関係となる。この結果、４０％より大きなペダルストロークに対しては指数関数的に大きな操舵角となり、図４の上側の破線を図４の下側の破線と比較すれば判る。図４の上側の破線は図３の線に対応し、図４の下側の破線は図５の線に対応する。速度０〜３０ノットに於いては利得Ａは１．０で、ペダルストロークが０〜４０％に於いては駐機利得計算モジュール７２の出力はゼロとなる。したがって、ペダルストロークが０％〜４０％での目標操舵角は、駐機速度範囲及び地上走行速度範囲では、図３，４に示すように、リニアな関係のままである。また、３０ノット以上の速度では、駐機利得計算モジュール７２からの出力は、ペダルストロークが０％〜１００％の範囲でのゼロとなる。したがって、ペダルストロークが０％〜１００％での目標操舵角は、離陸速度範囲で、図５，６に示すように、リニアな関係のままである。
【００２８】
図１Ａに戻ると、前輪操舵作動スイッチ８０をＮＷＳS１０に設けてもよい。前輪操舵作動スイッチを入れるとＳＣＵ２４に電力が供給される。
【００２９】
図８、９は、それぞれ利得計算モジュール７０、７２の特性を明確に示す分布図Ｍ１、Ｍ２である。図８を参照すると、利得計算モジュール７０は、機体速度が０〜３０ノットのとき、利得Ｋを出力する（図８の分布図Ｍ１で領域Ｓ１を参照）。すなわち、駐機速度範囲や地上走行速度範囲では、これらの範囲内で利得Ａが１．０となるため、利得計算モジュール７０は利得Ｋのみ出力する（図２参照）。機体速度が３０ノット以上（離陸速度範囲）になると、利得計算モジュール７０の出力は、利得Ｋｘ利得Ａとなる。これは、図８の分布図Ｍ１で、領域Ｓ２で示される。
【００３０】
図９を参照すれば、機体速度が３０ノット以上のとき、利得計算モジュール７２の出力はゼロとなる（図９の分布図Ｍ２で領域Ｓ５を参照）。すなわち、離陸速度範囲では、利得Ｂがこの範囲内でゼロなので、利得計算モジュールの出力はゼロとなる。ペダル入力が０〜４０％（地上走行ペダル範囲）のとき、利得Ｃがこの範囲でゼロなので（図２参照）、利得計算モジュール７２の出力はやはりゼロとなる。一方、ペダル入力が４０％以上のとき、駐機速度範囲では、利得Ｂがこの範囲内で１．０なので、利得計算モジュール７２は利得Ｃを出力する（図９の分布図Ｍ２で領域Ｓ３を参照）。また、地上走行速度範囲では、利得計算モジュール７２は、利得Ｃｘ利得Ｂを出力する（図９の分布図Ｍ２で領域Ｓ４を参照）。
【００３１】
上述したように、従来の前輪操舵システムは、機体速度に応じた簡易二段階操舵モードを採用している。対照的に、本前輪操舵システムは、機体速度と最大操舵角の関係が無段階のものを採用している（例えば、図７を参照）。
【００３２】
駐機速度範囲（０〜１０ノット）もしくは地上走行速度範囲（１０〜３０ノット）に於いては、ペダルストロークは０〜４０％であり、目標操舵角は入力ストロークに正比例して増加する（図３、４参照）。前述したように、機体の地上走行時は、最大ペダル入力の０〜４０％が通常使用される。従って、地上走行時は目標操舵角が入力ストロークに正比例して増加するので、操縦士は正確に地上走行するよう機体を操作可能である。また、利得計算モジュール７０、７２により、ペダルストロークが４０％より大きく機体速度が０〜１０ノットのとき、操舵角は指数関数的に大きくなり得る（図３参照）。これにより、操縦士の操舵感覚と一致させることが可能である。さらに、操縦士は最大角度（６０度）まで操舵可能となる。これで、機体を駐機する操縦士の作業がより容易になる。ペダルストロークが４０％以上のとき、目標操舵角は速度１０〜３０ノットまで徐々に減少する（図４参照）。このように遷移することで、機体が倒れないよう防止・抑制し、操縦士の操舵感覚も維持する。
【００３３】
機体速度が３０ノット以上ある状態では、目標操舵線はリニアとなり、直線の傾きは機体速度に応じて低くなる（図５参照）。このように遷移することで、機体が倒れるのを抑制することができ、目標操舵角が方向舵ラダーペダル入力に正比例して変化するので、操縦士にとって高速対地速度で操舵を制御することがより容易となる。一般的に、操縦士は駐機するときは（駐機範囲）最大操舵角を使いたがる。一方、３０ノット以上では（離陸速度範囲）、操縦士は離陸状態の方向舵で機体方向を制御できるので、操舵角は低角度に制限されることが望ましい。本操舵システムは、これら両方の条件を満たすことができる。
【００３４】
機体速度が１００ノットを超えるときは、目標操舵角はゼロである（図６参照）。この１００ノットという値は、本操舵システムを備えた航空機が最大操舵角でも倒れない臨界速度である。図７は、機体速度と最大操舵角との関係を示している。図７に示すように、０〜１０ノットの速度では最大操舵角は一定であり（６０度）、１０ノットから１００ノットまでは最大舵角は連続的に減少している。図２に示すように、この線は利得計算モジュール７０、７２で作られる。この線は、機体が倒れる臨界線（図７に示されない）のやや内側に位置している。したがって、本操舵制御システムを備えた航空機は、どのような速度であっても倒れることがない。
【００３５】
駐機速度範囲（この実施形態では０〜１０ノット）では、最大操舵角は、機体操舵機械系の一定の最大角度である（図７参照、本実施形態では６０度）。最大操舵角は、地上走行範囲から臨界速度（本実施形態では、１００ノット）まで連続的に減少している。図７の線は機体が倒れる臨界線のやや内側に位置している。本前輪操舵システムはまた、図３、４のグラフで示した効果を具現化している。すなわち、駐機速度範囲（本実施形態では、０〜１０ノット）もしくは地上走行速度範囲（本実施形態では１０〜３０ノット）では、操舵角は、地上走行ペダル範囲ではペダル入力（本実施形態では０〜４０％）に正比例し、ペダル入力範囲が４０％以上になるとペダル入力に応じて指数関数的に増大している。さらに、ペダル入力範囲が４０％以上になると、操舵角は機体速度に応じて徐々に減少している（図４）。離陸速度範囲（本実施形態では３０ノット以上）になると、本発明は、線形でその勾配が機体速度に応じて小さくなるグラフを具現化している。臨界速度以上（本実施形態では、１００ノット）になると、本操舵システムでは操舵角はゼロになる（図６）。臨界速度とは最大操舵角でも機体が倒れない最大速度である。図１０は、機体速度とペダルストロークと操舵角との関係を示している。
【００３６】
ここまで前輪操舵システムと前脚の操舵角を決定する方法を詳細に説明してきた。当業者は、上記の詳細な説明を読んで理解した後に、変形及び変更を行なうであろう。添付された特許請求の範囲は、上記の実施形態のみに限定されるものではない。
【００３７】
なお、上記に開示された内容および他の特徴や機能、またはその代替物またはその変形物は、必要に応じ他の多くの異なるシステムやアプリケーションと組み合わせてもよい。また、現在予見も予期もしないさまざまな、代替品、変更品、変形品、またはそれらの改良品が、その後に当業者によって製造されるかも知れないが、それらも以下の特許請求の範囲に包含されるものとする。
【図１Ａ】
0005767713.tif 000002
【図１Ｂ】
0005767713.tif 000003
【図２】
0005767713.tif 000004
【図３】
0005767713.tif 000005
【図４】
0005767713.tif 000006
【図５】
0005767713.tif 000007
【図６】
0005767713.tif 000008
【図７】
0005767713.tif 000009
【図８】
0005767713.tif 000010
【図９】
0005767713.tif 000011
【図１０】
0005767713.tif 000012